SU956354A1 - Device for protecting aircraft against ingress of foreign objects into power plant - Google Patents

Device for protecting aircraft against ingress of foreign objects into power plant Download PDF

Info

Publication number
SU956354A1
SU956354A1 SU782697867A SU2697867A SU956354A1 SU 956354 A1 SU956354 A1 SU 956354A1 SU 782697867 A SU782697867 A SU 782697867A SU 2697867 A SU2697867 A SU 2697867A SU 956354 A1 SU956354 A1 SU 956354A1
Authority
SU
USSR - Soviet Union
Prior art keywords
rotor
air
turbine
blades
channel
Prior art date
Application number
SU782697867A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Карен Хачикович Григорян
Виктор Георгиевич Ферапонтов
Original Assignee
Предприятие П/Я В-2481
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Предприятие П/Я В-2481 filed Critical Предприятие П/Я В-2481
Priority to SU782697867A priority Critical patent/SU956354A1/en
Priority to FR7929740A priority patent/FR2445437A1/en
Priority to GB7943500A priority patent/GB2039999B/en
Priority to DE2952446A priority patent/DE2952446C2/en
Application granted granted Critical
Publication of SU956354A1 publication Critical patent/SU956354A1/en

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/073—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages the compressor and turbine stages being concentric
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/05—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having provisions for obviating the penetration of damaging objects or particles
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

The apparatus comprises a rotor (13) disposed in a duct (12) between an air intake (3) and the engine, and having a hub (14) with radial blades (23). The latter are at an angle to the plane normal to the rotor axis A-A and so spaced apart that each blade sweeps through the space separating it from the next adjacent blade in a time which is less than the time taken by foreign objects carried along by incoming air to flow past the rotor. A chamber (49) collects foreign objects thrown by the rotor through an opening (50). The rotor can be driven by a tip turbine (42) supplied with air from the engine compressor or from atmosphere. Alternatively, the turbine may be part of hub (14). <IMAGE>

Description

Изобретение относится к элементам заборников первичного воздуха для . силовой установки самолета.The invention relates to elements of primary air intakes for. power plant aircraft.

Известно устройство для защиты силовой установки самолета от попадания посторонних предметов при взлете 5 и посадке, содержащее одноступенчатый ротор с повернутыми к фронту решетки радиальными лопатками, установленными во входном канале между воз- ,θ духозаборником и двигателем на участке, ограниченном центральным обтекателем, а также привод ротора и сборник посторонних предметов с входным отверстием на участке перед лопатка- |5 ми ротора, каждая из которых установлена в тормозном положении к приводу с угловым шагом, определяемым прочностью лопатки,при условии поддержания оборотов ротора, достаточных для го сбрасывания всех посторонних’ предме- : тов.A device is known for protecting the aircraft’s power plant from foreign objects during takeoff 5 and landing, comprising a single-stage rotor with radial blades turned to the front of the grill installed in the inlet channel between the air intake, θ air intake and the engine in a section bounded by the central cowling, and also a drive rotor and a collection of foreign objects with an inlet in the area in front of the rotor blade - | 5 mi, each of which is installed in the brake position to the drive with an angular pitch, determined firmly blades, provided that the rotor speed is sufficient to drop all extraneous objects.

В этом устройстве в качестве привода используется воздушная турбина, которая размещена в обтекателе и соединена с компрессором двигателя каналом подвода сжатого воздуха [1].In this device, an air turbine is used as a drive, which is located in the fairing and is connected to the engine compressor by a channel for supplying compressed air [1].

Недостаток устройства заключается в сравнительно низком КПД приводной' турбины и обусловленной этим пониженной экономичностью защиты из-за невозможности установить оптимальные скорости вращения жестко соединенных турбины и ротора с лопатками.The disadvantage of this device is the relatively low efficiency of the drive turbine and the consequent reduced cost-effectiveness of protection due to the inability to establish optimal rotation speeds of rigidly connected turbines and rotors with blades.

Известно также устройство для защиты силовой установки самолета от г попадания посторонних предметов, содержащее ротор с расположенными во входном канале радиальными лопатками, установленными относительно фронта решетки под углом, и привод ротора воздушную турбину, имеющую сопловой аппарат, сообщенный каналом питания , с коллектором сжатого воздуха, подключенным к компрессору двигателя (2).There is also known a device for protecting an aircraft power plant from ingress of foreign objects, comprising a rotor with radial blades located in the inlet channel and mounted at an angle relative to the front of the grill, and an air turbine rotor drive having a nozzle device in communication with the supply channel and a compressed air manifold, connected to the engine compressor (2).

В этом устройстве экономичность повышена за счет увеличения диаметра турбины. Благодаря этому тот же приводной момент может достигаться за счет отбора меньшего количества сжатого воздуха. Кроме того, в этом изобретении предусмотрен привод турбины атмосферным воздухом вследствие того, что он имеет избыточное давление относительно давления перед компрессором на режимах взлета и посадки.In this device, efficiency is improved by increasing the diameter of the turbine. Due to this, the same drive torque can be achieved by taking less compressed air. In addition, this invention provides a turbine drive with atmospheric air due to the fact that it has an excess pressure relative to the pressure in front of the compressor during take-off and landing.

Такая конструкция однако не всегда имеет преимущество перед конструкцией с размещением ротора внутри обтекателя из-за неоптимальности соотношений скоростей потоков воздуха от компрессора или из створок подпитки по 'отношению к скорости перед компрессором и пониженного вследствие этого КПД устройства.Such a design, however, does not always have an advantage over a design with a rotor inside the fairing because of the non-optimal ratio of the air flow velocities from the compressor or from the feed flaps with respect to the speed in front of the compressor and, as a result, reduced device efficiency.

Целью изобретения является повышение КПД устройства путем оптимизации скоростей вращения ротора и потока воздуха перед турбиной.The aim of the invention is to increase the efficiency of the device by optimizing the rotor speed and air flow in front of the turbine.

Для достижения поставленной цели устройство снабжено соплами сжатого воздуха, равномерно распределенными по периметру среднего диаметра канала питания, который сообщен на входе с атмосферой и имеет форму кольца, концентричного входному каналу и коллектору сжатого воздуха, расположенному на периферии канала питания.To achieve this goal, the device is equipped with nozzles of compressed air uniformly distributed around the perimeter of the average diameter of the power channel, which is communicated at the inlet to the atmosphere and has the shape of a ring concentric to the inlet channel and the compressed air manifold located on the periphery of the power channel.

При этом с целью упрощения конструкции кольцевой канал питания может быть сообщен с входным каналом на его участке за радиальными лопатками и ограничен изнутри поверхностью ротора.In this case, in order to simplify the design, the annular feed channel can be communicated with the input channel in its area behind the radial blades and bounded from the inside by the surface of the rotor.

Данные отличия в сочетании с извест ными признаками устройства обеспечивают оптимальное, с точки зрения максимального КПД турбины, соотношения скорости приводного воздуха перед турбиной и окружной скорости турбины.These differences, combined with the well-known features of the device, provide the optimum ratio of the drive air speed in front of the turbine and the peripheral speed of the turbine from the point of view of maximum turbine efficiency.

На фиг, 1 представлено описываемое устройство с приводной воздушной турбиной, размещенной вблизи оси входного канала; на фиг. 2 - то же устройство, но с приводной турбиной, образованной лопатками, размещенными на бандаже, укрепленном на концах радиальных лопаток ротора.On Fig, 1 presents the described device with a drive air turbine located near the axis of the inlet channel; in FIG. 2 - the same device, but with a drive turbine formed by the blades placed on the bandage, mounted on the ends of the radial blades of the rotor.

Одноступенчатый ротор 1 имеет повернутые к фронту решетки радиальные лопатки 2, которые расположены во входном канале 3 между воздухозаборником 4 и двигателем (не показан) на участке, ограниченном центральным обтекателем ротора.The single-stage rotor 1 has radial blades 2 turned towards the front of the grill, which are located in the inlet channel 3 between the air intake 4 and the motor (not shown) in a region bounded by the central cowl of the rotor.

Лопатки 2 имеют прямой профиль и установлены относительно фронта решетки под углом. Ширина лопаточной решетки равна расстоянию от ее переднего фронта, обращенного к воздухозаборнику, до фронта, обращенного к двигателю.The blades 2 have a straight profile and are installed relative to the front of the grate at an angle. The width of the blade grill is equal to the distance from its leading front facing the air intake to the front facing the engine.

Просвет между лопатками равен расстоянию от любой из радиальных кромок до обращенной к ней проекции радиальной кромки смежной лопатки на плоскость соответствующего фронта решетки .The clearance between the blades is equal to the distance from any of the radial edges to the projection of the radial edge of the adjacent blade on the plane of the corresponding front of the grating facing it.

Устройство содержит также привод ротора - воздушную турбину, образованную турбинными лопатками 5'.The device also contains a rotor drive - an air turbine formed by turbine blades 5 '.

Входное отверстие 6 сборника 7 посторонних предметов имеет кольцевую форму и расположено на участке входно-The inlet 6 of the collection of 7 foreign objects has a circular shape and is located on the site of the inlet

го ра go ra канала 3 1 . . channel 3 1 . . перед лопатками in front of the shoulder blades 2 рото- 2 roto В канале In the channel питания турбины turbine power перед before ее her сопловым nozzle аппаратом 8, образован- apparatus 8, formed

ным направляющими лопатками, установлен эжектор 9· Сопла 10 сжатого воздуха сообщены с компрессором двигателя при помощи трубопровода 11,снабженного электроклапаном 12. Участок канала питания за соплами 10 образует камеру 13 смешения эжектора 9. Канал питания сообщен на входе с каналом 14 подачи атмосферного воздуха.An ejector 9 is installed with the guide vanes. Compressed air nozzles 10 are in communication with the engine compressor using a pipe 11 provided with an electrovalve 12. A section of the supply channel behind the nozzles 10 forms an ejector 9 mixing chamber 13. The supply channel is communicated at the input to the atmospheric air supply channel 14.

Камера 13 смешения эжектора 9 имеет кольцевую форму. Эжектор 9 имеет несколько сопел 10, которые равномерно распределены по периметру среднего диаметра канала питания.The mixing chamber 13 of the ejector 9 has an annular shape. The ejector 9 has several nozzles 10, which are evenly distributed around the perimeter of the average diameter of the power channel.

В описываемом устройстве турбинные лопатки 5 могут быть размещены на бандаже 15, укрепленном на концах лопаток 2 (фиг. 2) или на конце участка 16 тела ротора 1 (фиг. 1).In the described device, the turbine blades 5 can be placed on the bandage 15, mounted at the ends of the blades 2 (Fig. 2) or at the end of the section 16 of the body of the rotor 1 (Fig. 1).

В случае размещения турбинных лопаток на бандаже (фиг. 2) кольцевая камера смешения эжектора расположена концентрично сборнику 7 посторонних предметов и сообщена на входе с атмосферой каналом 17 подпитки, ограниченным внутренней 18 и наружной 19 стенками воздухозаборника 4.In the case of placing turbine blades on the bandage (Fig. 2), the annular chamber for mixing the ejector is concentric with the collection of 7 foreign objects and is communicated at the inlet with the atmosphere by the feed channel 17, limited by the inner 18 and outer 19 walls of the air intake 4.

'В стенке 19 выполнены отверстия 20, каждое из которых снабжено створкой 21 и пружиной 22. Турбинные лопатки на выходе сообщены с каналом 3.'In the wall 19, holes 20 are made, each of which is provided with a sash 21 and a spring 22. The turbine blades at the outlet are in communication with the channel 3.

При размещении турбинных лопаток на конце участка 16 тела ротора 1 кольцевой канал питания сообщен с входным каналом 3 на его участках пе5 ред опорными стойками 23 и за ними. В этом случае кольцевой канал питания ограничен внутренней стойкой 24 входного канала 3 и заключенным в об-, разованной ею полости участком 16 те- 5 ла ротора, несущим {приводную турбину.When placing the turbine blades at the end of section 16 of the rotor body 1, the annular power channel is in communication with the input channel 3 at its sections before and behind the support posts 23. In this case, the annular restricted supply channel 24 inside the counter input channel 3 and enclosed in ob-, razovannoy its cavity portion 16 TE 5 la rotor bearing {drive turbine.

При таком размещении турбинных лопаток эжектор снабжен распределительных коллектором 25 сжатого воздуха, ,о установленным на поверхности внутренней стенки 24, обращенной в камеру смешения эжектора.With this arrangement of turbine blades, the ejector is equipped with a distribution manifold 25 of compressed air, about mounted on the surface of the inner wall 24, facing the mixing chamber of the ejector.

Ротор 1 установлен в подшипниках 26, опирающихся на ось 27, жестко соеди- ,5 ненную со стенкой 24 и опорными стойками 23. В случае размещения турбинных лопаток на конце участка 16 тела ротора ось 27 соединяют со стенкой 24 при помощи внутренних опорных стоек 28. 20 Сопла эжектора при таком выполнении устройства укрепляют на распределительном коллекторе 25, формирующем узкий участок проточного канала эжектора. Коллектор 25 сообщен каналами 29 в 25 опорных стойках 23 с кольцевым коллектором 30 в утолщенной части наружной стенки 31 входного канала 3. Коллектор 30 сообщен с выходом трубопровода 11.The rotor 1 is mounted in bearings 26, supported on an axis 27, rigidly connected 5 to the wall 24 and support columns 23. In the case of placing turbine blades at the end of the section 16 of the rotor body, the axis 27 is connected to the wall 24 using internal support columns 28. 20 The nozzle of the ejector with this embodiment of the device is mounted on the distribution manifold 25, forming a narrow section of the flow channel of the ejector. The collector 25 is communicated by channels 29 in 25 support racks 23 with an annular collector 30 in the thickened part of the outer wall 31 of the input channel 3. The collector 30 is communicated with the output of the pipe 11.

При размещении турбинных лопаток на бандаже (фиг. 2) сопла эжектора также сообщаются с выходом трубопровода 11 через коллектор 32 и трубки 33· При таком выполнении устройства ось 27 соединяется со стенкой 24 при помощи диска 24 и Фланца 35.When placing the turbine blades on the bandage (Fig. 2), the ejector nozzles also communicate with the outlet of the pipe 11 through the manifold 32 and the tube 33 · With this embodiment, the axis 27 is connected to the wall 24 using the disk 24 and Flange 35.

При запуске двигателя на земле или перед посадкой самолета открывают электроклапан 2, и сжатый воздух из компрессора двигателя поступает в сопла 10. В результате истечения воздуха из сопел на входе в кольцевую камеру 13 смешения создается разрежение, благодаря чему происходит подсос атмосферного воздуха в камеру 13. Смешанный поток воздуха поступает через сопловой аппарат на турбинные лопатки 5, осуществляя привод ротора 1. При вращении ротора каждая лопатка 2 , поворачивается на величину просвета между лопатками за время меньшее, чем время, необходимое постороннему предмету для того, чтобы пролететь расстояние, равное проекции лопатки на плоскость, проходящую через ось ротора .When starting the engine on the ground or before landing, the electrovalve 2 is opened, and compressed air from the engine compressor enters the nozzle 10. As a result of the outflow of air from the nozzles at the entrance to the annular mixing chamber 13, a vacuum is created, due to which air is sucked into the chamber 13. The mixed air flow enters through the nozzle apparatus to the turbine blades 5, driving the rotor 1. When the rotor rotates, each blade 2 is rotated by the amount of clearance between the blades in less time than n necessary for a foreign object in order to fly a distance equal to the projection of the blade on a plane passing through the axis of the rotor.

На режиме защиты ротор вращается в направлении от передней кромкиIn protection mode, the rotor rotates away from the leading edge

956354 6 · каждой лопатки, расположенной со стороны воздухозаборника, к ее же задней кромке, обращенной к двигателю. При таком вращении поворот осуществляется так, что поверхность каждой лопатки, обращенная к воздухозаборнику, все время образует преграду потоку воздуха, перемещаясь в сторону обращенной к двигателю поверхности смежной лопатки.956354 6 · of each blade located on the side of the air intake, to its trailing edge facing the engine. With this rotation, the rotation is carried out so that the surface of each blade facing the air intake, all the time forms a barrier to the flow of air, moving towards the surface of the adjacent blade facing the engine.

На режимах работы силовой установки после взлета и до посадки, т.е. когда нет опасности попадания посторонних предметов, электроклапан 11 закрывают, отключая приводную турбину от источника сжатого воздуха. При этом отверстия в стенке воздухозаборника закрыты створками ввиду отсутствия разрежения в камере смещения эжек· тора и в результате того, что статическое давление в канале 3 превышает атмосферное.In the power plant operating modes after take-off and before landing, i.e. when there is no danger of foreign objects, the electrovalve 11 is closed, disconnecting the drive turbine from the source of compressed air. In this case, the openings in the wall of the air intake are closed by flaps due to the absence of rarefaction in the chamber of the ejector · bias and as a result of the fact that the static pressure in channel 3 exceeds atmospheric.

Поэтому ротор 1 на этих режимах работы свободно авторотирует, вращаясь в направлении, противоположном тому, в каком он вращался на режиме защиты двигателя от попадания посторонних предметов. При авторотации поверхность каждой лопатки, обращенная к двигателю, перемещается в сторону обращенной к воздухозаборнику поверхности смежной лопатки. Авторотация ротора происходит в результате воздействия потока воздуха, поступающего в двигатель, на те поверхности лопаток 2, которые обращены в сторону воздухозаборника . Для получения максимального КПД устройства необходимо поддерживать соотношение U /\/ = 0,5, где V - скорость воздуха на входе в лопатки турбины.Therefore, the rotor 1 in these operating modes freely autorotates, rotating in the opposite direction to that in which it rotated in the motor protection mode from the ingress of foreign objects. During autorotation, the surface of each blade facing the engine moves towards the surface of the adjacent blade facing the air intake. Autorotation of the rotor occurs as a result of the influence of the flow of air entering the engine on those surfaces of the blades 2 that are facing the air intake. To obtain maximum efficiency of the device, it is necessary to maintain the ratio U / \ / = 0.5, where V is the air velocity at the inlet to the turbine blades.

Воздух, отбираемый за компрессором двигателя, имеет большое давление. При расширении в сопловом аппарате он приобретает высокую скорость. Подбором размеров эжектора обеспечивается оптимальная скорость истечения в лопатки 5·The air taken after the engine compressor has a lot of pressure. When expanding in the nozzle apparatus, it acquires a high speed. The selection of the sizes of the ejector ensures the optimal flow rate into the blades 5 ·

Кольцевая· форма камеры смешения эжектора и наличие нескольких сопел позволило уменьшить необходимую длину эжектора и тем упростить компоновкувсего устройства.The annular · shape of the ejector mixing chamber and the presence of several nozzles made it possible to reduce the required length of the ejector and thereby simplify the layout of the entire device.

Каждая из описанных конструкций , устройства имеет свои достоинства.Each of the described structures, devices has its own advantages.

Конструкция эжектора при размещениитурбинных лопаток вблизи оси входного канала оптимальна для получения минимального момента инерции ротораThe design of the ejector when placing the turbine blades near the axis of the inlet channel is optimal to obtain the minimum moment of inertia of the rotor

Ί и создаваемого им гидравлического сопротивления на режимах авторотации.Ί and the hydraulic resistance created by it in autorotation modes.

Конструкция же с размещением турбинных лопаток на бандаже упрощает подвод воздуха на турбинные лопатки. Такая конструкция удобна в тех случаях, когда необходима подпитка входного канала атмосферным воздухом. .The design with the placement of turbine blades on the brace simplifies the supply of air to the turbine blades. This design is convenient in cases where it is necessary to recharge the input channel with atmospheric air. .

Claims (2)

. -3 турбины. Благодар  этому тот же приводной момент может достигатьс  за счет отбора меньшего количества сжат го воздуха. Кроме того, в этом изобретении предусмотрен привод турбины атмосферным воздухом .вследствие того , что он имеет избыточное давление относительно давлени  перед компрессором на режимах взлета и посадки. Така  конструкци  однако не всегда имеет преимущество перед конструк цией с размещением ротора внутри обтекател  из-за неоптимальности соотношений скоростей потоков воздуха от компрессора или из створок подпитки по отношению к скорости перед компрессором и пониженного вследствие ЭТОГО КПД устройства. Целью изобретени   вл етс  повышение КПД устройства путем оптимизации скоростей вращени  ротора и потока воздуха перед турбиной. Дл  достижени  поставленной цели устройство снабжено соплами сжатого воздуха, равномерно распределенными по периметру среднего диаметра канала питани , который сообщен на входе с атмосферой и имеет форму кольца, концентричного входному каналу и кол лектору сжатого воздуха, расположенному на периферии канала питанй) . При этом с целью упрощени  конструкции кольцевой канал питани  может быть сообщен с входным каналом на ег участке за радиальными лопатками и ограничен изнутри поверхностью ротора . Данные отличи  в сочетании с изве ными признаками устройства обеспечивают оптимальное, с точки зрени  мак симального КПД турбины, соотношени  скорости приводного воздуха перед ту биной и окружной скорости турбины. На фиг.. 1 представлено описываемо устройство с приводной воздушной тур биной, размещенной вблизи оси входно го канала; на фиг. 2 - то же устройство , но с приводной турбиной, образованной лопатками, размещенными на бандаже, укрепленном на концах радиальных лопаток ротора. Одноступенчатый ротор 1 имеет повернутые к фронту решетки радиальные лопатки 2, которые расположены во входном канале 3 между воздухозаборником k и двигателем (не показан) на участке, ограниченном центральным обтекателем ротора. Лопатки 2 имеют пр мой профиль и установлены относительно фронта решетки под углом. Ширина лопаточной решетки равна рассто нию от ее перед-него фронта, обращенного к воздухозаборнику , до фронта, обращенного к двигателю. Просвет между лопатками равен рас- сто нию от любой из радиальных кромок до обращенной к ней проекции радиальной кромки смежной лопатки на плоскость соответствующего фронта решетки . Устройство содержит также привод ротора - воздушную турбину, образованную турбинными лопатками 5. Входное отверстие 6 сборника 7 посторонних предметов имеет кольцевую форму и расположено на участке входного канала 3 перед лопатками 2 ротора 1 , В канале питани  турбины перед ее сопловым аппаратом 8, образованным направл ющими лопатками, установлен эжектор 5- Сопла 10 сжатого воздуха сообщены с компрессором двигател  при помощи трубопровода 11,снабженного электроклапаном 12. Участок канала питани  за соплами 10 образует камеру 13 смешени  эжектора 9Канал питани  сообщен на входе с подачи атмосферного воздуха. Камера 13 смешени  эжектора 9 имеет кольцевую форму. Эжектор 9 имеет несколько сопел 10, которые равномерно распределены по периметру среднего диаметра канала питани . В описываемом устройстве турбинные лопатки 5 могут быть размещены на бандаже 15, укрепленном на концах лопаток 2 (фиг. 2) или на конце участка 16 тела ротора 1 (фиг. 1). В случае .размещени  турбинных лопаток на бандаже (фиг. 2) кольцева  камера смешени  эжектора расположена концентрично сборнику 7 посторонних предметов и сообщена на входе с атмосферой каналом 17 подпитки, ограниченным внутренней 18 и наружной 19 стенками воздухозаборника 4. -В стенке 19 выполнены отверсти  20, каждое из которых снабжено створкой 21 и пружиной 22. Турбинные лопатки на выходе сообщены с каналом 3. При размещении турбинных лопаток на конце участка 16 тела ротора 1 кольцевой канал питани  сообщен с входным каналом 3 на его участках пе5 э ред опорными стойками 23 и за ними. В этом случае кольцевой канал питани  ограничен внутренней стойкой Z входного канала 3 и заключенным в об разованной ею полости участком 16 те ла ротора, несущим ,приводную турбину . При таком размещении турбинных ло паток эжектор снабжен распределитель ных коллектором 25 сжатого воздуха, установленным на поверхности внутрен ней стенки 2, обращенной в камеру смешени  эжектора. Ротор 1 установлен в подшипниках 2б опирающихс  на ось 27, жестко соединенную со стенкой 2k и опорными стой ками 23. В случае размещени  турбинных лопаток на конце участка 16 тела ротора ось 27 соедин ют со стенкой 2 при помощи внутренних опорных стоек 28 Сопла эжектора при таком выполнении устройства укрепл ют на распределитель ном коллекторе 25, формирующем узкий участок проточного канала эжектора. Коллектор 25 сообщен каналами 29 в опорных стойках 23 с кольцевым коллектором 30 в утолщенной части наружной стенки 31 входного канала 3. Коллектор 30 сообщен с выходом трубопровода 11. При размещении турбинных лопаток на бандаже (фиг. 2) сопла эжектора также сообщаютс  с выходом трубопровода 11 через коллектор 32 и трубки 33. При таком выполнении устройства ось 27 соедин етс  со стенкой 2k при помощи диска 2k и Лланца 35. При запуске двигател  на земле или перед посадкой самолета открывают электроклапан 2, и сжатый воздух из компрессора двигател  поступает в соп ла 10. В результате истечени  воздуха из сопел на входе в кольцевую камеру 13 смешени  создаетс  разрежение, благодар  чему происходит подсос атмосЛерного воздуха в камеру 13. Смешанный поток воздуха поступает через сопловой аппарат на турбинные лопатки 5 , осуществл   привод ротора 1. При вращении ротора кажда  лопатка 2 поворачиваетс  на величину просвета между лопатками за врем  меньшее, чем врем , необходимое постороннему предмету дл  того, чтобы пролететь рассто ние , равное проекции лопатки на плоскость, проход щую черезось ротора . На режиме защиты ротор вращаетс  в направлении от передйей кромки каждой лопатки, расположенной со стороны воздухозаборника, к ее же задней кромке, обращенной к двигателю. При таком вращении поворот осуществл етс  так, что поверхность каждой лопатки , обращенна  к воздухозаборнику, все врем  образует преграду потоку воздуха, перемеща сь в сторону обращенной к двигателю поверхности смежной лопатки. На режимах работы силовой установки после взлета и до посадки, т.е. когда нет опасности попадани  посторонних предметов, электроклапан 11 закрывают, отключа  приводную турбину от источника сжатого воздуха. При этом отверсти  в стенке воздухозаборника закрыты створками ввиду отсутст: и  разрежени  в камере смещени  эжектора и в результате того, что статическое давление в канале 3 превышает атмосферное. Поэтому ротор 1 на этих режимах работы свободно авторотирует, враща сь в направлении, противоположном тому, в каком он вращалс  на режиме защиты двигател  от попадани  посторонних предметов. При авторотации поверхность каждой лопатки, обращенна  к двигателю, перемещаетс  в сторону обращенной к воздухозаборнику поверхности смежной лопатки. Авторотаци  ротора происходит в результате воздействи  потока воздуха, поступающего в двигатель, на те поверхности лопаток 2, которые обращены в сторону воздухозаборника , Дл  получени  максимального КПД устройства необходимо поддерживать соотношение U /V 0,5, где Y - скорость воздуха на входе в лопатки турбины. Воздух, отбираемый за компрессором двигател , имеет большое давление. При расширении в сопловом аппарате он приобретает высокую скорость. Подбором размеров эжектора обеспечиваетс  оптимальна  скорость истечени  в лопатки 5. Кольцева - форма камеры смешени  эжектора и наличие нескольких сопел позволило уменьшить необходимую длину эжектора и тем упростить компоновкувсего устройства. Кажда  из описанных конструкций , устройства имеет свои достоинства. Конструкци  эжектора при размещении. турбинных лопаток вблизи оси входного канала оптимальна дл  получени  минимального момента инерции ротора и создаваемого им гидравлического со противлени  на режимах авторотации. Конструкци  же с размещением турбинных лопаток на бандаже упрощает подвод воздуха на турбинные лопатки. Така  конструкци  удобна в тех случа х , когда необходима подпитка вход ного канала атмосферным воздухом. . Формула изобретени  1 . Устройство дл  защиты силойой установки самолета от попадани  посторонних предметов, содержащее ротор с расположенными во входном кана ле радиальными лопатками, устанЬвлен ными относительно фронта решетки под углом, и привод potopa - воздушную турбину, имеющую сопловой аппарат, сообщенный каналом питани  с коллект ром сжатого воздуха, подключенным к компрессору двигател , о т л и ч а ю щ е. е с   тем, что, с целью повышени  КПД путем оптимизации скороетеи вращени  ротора и потока воздуха перед турбиной, устройство снабжено соплами сжатого воздуха, равномерно распределенными по периметру среднет го диаметра канала питани , который сообщен на входе с атмосферой и имеет форму кольца, концентричного входному каналу и коллектору сжатого воздуха , расположенному на периферии канала питани , 2. Устройство по п. 1, о т л ичающеес  тем, что, с целью упрощени  конструкции, кольцевой канал питани  сообщен с входным каналом на его участке за радиальными лопатками и ограничен изнутри поверхностью ротора. Источники информации, прин тые во внимание при экспертизе 1.Авторское свидетельство СССР по за вке К 246 170/23, кл. В 6 D 33/02, 1977. . -3 turbines. Due to this, the same drive moment can be achieved by taking away less compressed air. In addition, the invention provides for the drive of a turbine with atmospheric air due to the fact that it has an overpressure relative to the pressure in front of the compressor during takeoff and landing. Such a structure, however, does not always have an advantage over a rotor inside the spinner due to the fact that the ratios of air flow rates from the compressor or from the makeup valves are not optimal in relation to the speed in front of the compressor and lowered due to the IT efficiency of the device. The aim of the invention is to increase the efficiency of the device by optimizing the speed of rotation of the rotor and the air flow in front of the turbine. To achieve this goal, the device is equipped with compressed air nozzles evenly distributed around the perimeter of the average diameter of the supply channel, which communicates at the inlet with the atmosphere and has the shape of a ring concentric to the input channel and compressed air collector located at the periphery of the food channel). In this case, in order to simplify the design, the annular feed channel can be communicated with the inlet channel at its site beyond the radial blades and is bounded internally by the surface of the rotor. These differences, in combination with the known features of the device, provide the optimum ratio of the drive air velocity in front of the turbine and the peripheral speed of the turbine, from the point of view of the maximum turbine efficiency. Fig. 1 shows the device described with a drive air turbine placed near the axis of the inlet channel; in fig. 2 - the same device, but with a drive turbine formed by the blades placed on the band, fixed on the ends of the radial blades of the rotor. The single-stage rotor 1 has radial vanes 2 turned to the front of the grille, which are located in the inlet channel 3 between the air intake k and the engine (not shown) in the area limited by the central rotor fairing. Blades 2 have a straight profile and are set relative to the front of the lattice at an angle. The width of the blade grille is equal to the distance from its front, facing the air intake, to the front facing the engine. The clearance between the blades is equal to the distance from any of the radial edges to the projection of the radial edge of the adjacent blade facing the plane of the corresponding front of the lattice. The device also contains a rotor drive — an air turbine formed by turbine blades 5. The inlet 6 of the foreign object collection 7 has an annular shape and is located in the section of the inlet channel 3 in front of the blades 2 of the rotor 1, In the turbine feed channel in front of its nozzle apparatus 8 formed by guides blades installed ejector 5 - Nozzles 10 of compressed air communicated with the engine compressor via pipe 11, equipped with solenoid 12. Section of the feed channel behind the nozzles 10 forms chamber 13 mixing ei 9 of the power supply channel reported at the entrance to the supply of atmospheric air. The ejector mixing chamber 13 has an annular shape. The ejector 9 has several nozzles 10, which are evenly distributed around the perimeter of the average diameter of the feed channel. In the described device, the turbine blades 5 can be placed on the band 15, mounted on the ends of the blades 2 (Fig. 2) or at the end of the section 16 of the rotor body 1 (Fig. 1). In the case of placing turbine blades on the shroud (Fig. 2), the annular mixing chamber of the ejector is concentric with the collection of 7 foreign objects and communicated at the inlet with the atmosphere by a feed channel 17, bounded by the inner 18 and outer 19 walls of the air intake 4. In the wall 19, holes 20 are made each of which is provided with a flap 21 and a spring 22. The turbine blades at the outlet communicate with channel 3. When turbine blades are placed at the end of section 16 of the rotor body 1, the annular feed channel is connected with the input channel 3 at its sections ne5 e red bearing stands 23 and behind them. In this case, the annular supply channel is limited by the internal rack Z of the input channel 3 and the section 16 of the body of the rotor, enclosed in the cavity formed by it, carrying the driving turbine. With this arrangement, the turbine leg of the ejector is equipped with a distribution manifold 25 of compressed air mounted on the surface of the inner wall 2 facing the mixing chamber of the ejector. The rotor 1 is mounted in bearings 2b resting on an axis 27 rigidly connected to the wall 2k and supporting struts 23. In the case of placing turbine blades at the end of the section 16 of the rotor body, the axle 27 is connected to the wall 2 by means of internal supports 28 of the ejector nozzle at such The device is mounted on a distribution manifold 25, forming a narrow section of the flow channel of the ejector. The collector 25 is communicated by channels 29 in supporting columns 23 with an annular collector 30 in the thickened part of the outer wall 31 of the inlet channel 3. The collector 30 is connected to the outlet of the pipeline 11. When placing turbine blades on the shroud (Fig. 2), the ejector nozzles also communicate with the outlet of the pipeline 11 through the collector 32 and the tube 33. With this arrangement, the axis 27 is connected to the wall 2k by means of a disk 2k and Llanz 35. When starting the engine on the ground or before landing the plane, open the solenoid 2, and the compressed air from the engine compressor It flows into the nozzles 10. As a result of the outflow of air from the nozzles at the entrance to the annular mixing chamber 13, a vacuum is created, due to which atmospheric air is sucked into the chamber 13. The mixed air flows through the nozzle apparatus to the turbine blades 5, driving the rotor 1. At rotating the rotor, each blade 2 rotates by the amount of clearance between the blades in a time less than the time needed by an unauthorized object to fly a distance equal to the projection of the blade on the plane passing through rotor. In protection mode, the rotor rotates from the front edge of each blade, located on the side of the air intake, to its rear edge, facing the engine. With this rotation, the rotation is carried out so that the surface of each blade facing the air intake all the time forms an obstacle to the flow of air, moving towards the surface of the adjacent blade facing the engine. On the operating modes of the power plant after takeoff and before landing, i.e. when there is no danger of getting foreign objects, the electro-valve 11 is closed by disconnecting the drive turbine from the source of compressed air. In this case, the openings in the wall of the air intake are closed by flaps due to the lack of: and the vacuum in the chamber of the displacement of the ejector and as a result of the static pressure in the channel 3 exceeds the atmospheric pressure. Therefore, the rotor 1 in these modes of operation freely freezes, rotates in the opposite direction to that in which it rotated in the mode of protection of the engine from foreign objects. During autorotation, the surface of each blade facing the engine moves towards the surface of the adjacent blade facing the air intake. The auto rotation of the rotor occurs as a result of the flow of air entering the engine on those surfaces of the blades 2 that face the air intake. In order to maximize the efficiency of the device, it is necessary to maintain the ratio U / V 0.5, where Y is the air velocity at the turbine blades . The air taken out from the engine compressor has a lot of pressure. When expanding in a nozzle apparatus, it acquires high speed. By selecting the size of the ejector, the flow rate in the blades is optimal. Ring ring - the shape of the mixing chamber of the ejector and the presence of several nozzles made it possible to reduce the required length of the ejector and thereby simplify the layout of the entire device. Each of the described structures, the device has its advantages. The design of the ejector when placed. turbine blades near the axis of the inlet channel is optimal for obtaining the minimum moment of inertia of the rotor and the hydraulic resistance created by it in autorotation modes. The design with the placement of turbine blades on the bandage simplifies the supply of air to the turbine blades. Such a structure is convenient in those cases when it is necessary to feed the input channel with atmospheric air. . Claim 1. A device for protecting the aircraft from penetration of foreign objects, containing a rotor with radial vanes located in the inlet duct, mounted relative to the front of the grid at an angle, and the potopa drive — an air turbine having a nozzle, communicated with the compressed air collector, connected to the compressor of the engine, so that, in order to increase efficiency by optimizing the rotor speed and air flow in front of the turbine, the device is equipped with nozzles of compressed air spirit, evenly distributed around the perimeter of the average diameter of the feed channel, which communicates at the inlet with the atmosphere and has the shape of a ring concentric to the inlet channel and the compressed air collector located on the periphery of the feed channel, 2. The device according to claim 1 that, in order to simplify the design, the annular feed channel is connected to the inlet channel in its area beyond the radial blades and is bounded internally by the surface of the rotor. Sources of information taken into account in the examination 1. USSR author's certificate in application K 246 170/23, cl. B 6 D 33/02, 1977. 2.Авторское свидетельство СССР по за вке P 2572219/23, кл. В 6А О 33/02, 1977 (прототип). 7 2. USSR author's certificate according to the application P 2572219/23, cl. B 6A O 33/02, 1977 (prototype). 7 /,/ S/, / S
SU782697867A 1978-12-28 1978-12-28 Device for protecting aircraft against ingress of foreign objects into power plant SU956354A1 (en)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU782697867A SU956354A1 (en) 1978-12-28 1978-12-28 Device for protecting aircraft against ingress of foreign objects into power plant
FR7929740A FR2445437A1 (en) 1978-12-28 1979-12-04 PROTECTION DEVICE AGAINST THE PENETRATION OF FOREIGN OBJECTS IN AN AIRCRAFT PROPELLER
GB7943500A GB2039999B (en) 1978-12-28 1979-12-18 Apparatus for preventing entry of foreign objects into an aircraft engine
DE2952446A DE2952446C2 (en) 1978-12-28 1979-12-27 Particle separator for the air inlet duct of an aircraft engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU782697867A SU956354A1 (en) 1978-12-28 1978-12-28 Device for protecting aircraft against ingress of foreign objects into power plant

Publications (1)

Publication Number Publication Date
SU956354A1 true SU956354A1 (en) 1982-09-07

Family

ID=20799054

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU782697867A SU956354A1 (en) 1978-12-28 1978-12-28 Device for protecting aircraft against ingress of foreign objects into power plant

Country Status (4)

Country Link
DE (1) DE2952446C2 (en)
FR (1) FR2445437A1 (en)
GB (1) GB2039999B (en)
SU (1) SU956354A1 (en)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5184461A (en) * 1990-05-11 1993-02-09 General Electric Company Method and apparatus for automatic bypass operation
DE19632038A1 (en) * 1996-08-08 1998-02-12 Asea Brown Boveri Device for separating dust particles
CN112706915A (en) * 2021-01-05 2021-04-27 陆颖怡 Atmospheric pressure height detection device unmanned aerial vehicle

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2879936A (en) * 1955-12-16 1959-03-31 Westinghouse Electric Corp Elastic fluid apparatus
FR1312621A (en) * 1961-11-10 1962-12-21 Device for protecting jet engines against birds
US3121545A (en) * 1962-01-10 1964-02-18 John J Moss Rotary deflector for aircraft engine intakes
US3444672A (en) * 1967-05-08 1969-05-20 Michigan Dynamics Inc Air cleaner for turbine engines
US3720045A (en) * 1970-11-16 1973-03-13 Avco Corp Dynamic blade particle separator

Also Published As

Publication number Publication date
FR2445437B1 (en) 1985-01-25
DE2952446A1 (en) 1980-07-17
DE2952446C2 (en) 1982-12-30
GB2039999B (en) 1983-01-06
GB2039999A (en) 1980-08-20
FR2445437A1 (en) 1980-07-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7018166B2 (en) Ducted wind turbine
US7559191B2 (en) Ducted spinner for engine cooling
US3972195A (en) Two-phase engine
US6041589A (en) Asymmetric turboprop booster
US4947642A (en) Propfan turbo-engine
RU2433290C2 (en) Unit of fan on blade, and also turbofan gas turbine engine
US4084918A (en) Wind motor rotor having substantially constant pressure and relative velocity for airflow therethrough
US4457666A (en) Apparatus and method for deriving energy from a moving gas stream
CA1102703A (en) Wind operated power generator
RU2318122C2 (en) Diffuser for gas turbine engine
US3905191A (en) Gas turbine engine with efficient annular bleed manifold
GB1286785A (en) Cooling of turbines having variably-settable nozzle vanes
GB2199375A (en) A turbofan gas turbine engine
SE450786B (en) KOMPOUNDDRIVAGGREGAT
US20230250755A1 (en) Propulsion system configurations and methods of operation
US2831543A (en) Jet driven helicopter rotor system
JPS61241448A (en) Thrust intensifier generated by propulsion gas jet
US3484039A (en) Fans and compressors
US3436910A (en) Structure for segregating foreign matter from the air of an air intake for a gas turbine engine
SU956354A1 (en) Device for protecting aircraft against ingress of foreign objects into power plant
EA005152B1 (en) Wind power plant for generating energy
GB2038425A (en) Gas Turbine Engine
US3462953A (en) Gas turbine jet propulsion engine
US3103325A (en) Radial jet engine
JPH061057B2 (en) Power turbine ventilation system